FR3066029A1 - Procede de controle d’attitude d’un engin spatial - Google Patents

Abstract

L'invention concerne un procédé de contrôle d'attitude d'un engin spatial (10), ledit engin spatial (10) comportant un système de contrôle d'attitude fonctionnant selon une boucle fermée, dite boucle principale, ladite boucle principale comportant un dispositif (40) de commande configuré pour former une commande de couple de contrôle Cc à partir d'une détermination d'un écart d'attitude, et ladite commande de couple de contrôle Cc étant transmise à des actionneurs (20,30). En outre, ledit procédé comporte : - une étape (100) de mesure de la vitesse de rotation Ωm de l'engin spatial (10), - une étape (200) d'estimation, en fonction de la mesure de vitesse de rotation Ωm, d'une grandeur réelle Gr représentative d'un couple réellement appliqué à l'engin spatial (10) par les actionneurs (20,30), - une étape (300) de calcul, en fonction de la commande de couple de contrôle Cc, d'une grandeur théorique Gt représentative d'un couple théoriquement appliqué à l'engin spatial (10) par les actionneurs (20,30), - une étape (400) de calcul d'un écart dynamique, entre ladite grandeur réelle Gr et ladite grandeur théorique Gt, une étape (500) de compensation, en fonction de l'écart dynamique, du couple de contrôle Cc.

Description

DOMAINE TECHNIQUE

La présente invention appartient au domaine du contrôle d’attitude d’engins spatiaux, tels que des satellites, et concerne plus particulièrement un procédé de contrôle d’attitude d’un engin spatial en mission comportant un système de contrôle d’attitude. L’invention trouve une application particulièrement avantageuse, bien que nullement limitative, dans le cas de satellites d’observation ou de télécommunication.

ÉTAT DE LA TECHNIQUE

Le système de contrôle d’attitude d’un engin spatial est indispensable au bon déroulement d’une mission, cela quel que soit le type d’engin spatial envisagé (satellite, plate-forme spatiale, lanceur, sonde interplanétaire, etc.).

Par « contrôle d’attitude », on fait référence ici à la maîtrise de l’orientation de l’engin spatial, c’est-à-dire, d’une manière générale, du mouvement dudit engin spatial autour de son centre de masse (encore dénommé centre d’inertie).

De manière conventionnelle, le fonctionnement du système de contrôle d’attitude relève d’une loi de commande déterminée de sorte que l’engin spatial respecte une consigne d’attitude une fois en mission. On comprend ainsi que ladite loi de commande est conçue en amont de la mise sur orbite de l’engin spatial. Cette loi de commande est configurée pour former une commande de couple à partir d’une détermination d’un écart d’attitude entre une attitude mesurée et ladite consigne d’attitude. Cette commande de couple est ensuite transmise à des actionneurs de l’engin spatial qui forment, en réponse, un couple de réaction afin de placer l’engin spatial dans l'attitude prescrite par la consigne d’attitude. Au final, l’attitude de l’engin spatial est à nouveau mesurée et comparée à la consigne d’attitude, de sorte que le système de contrôle d’attitude fonctionne en boucle fermée et que la consigne d’attitude est asservie.

La conception du système de contrôle d’attitude nécessite de modéliser de manière prédictive, et fine, le comportement dynamique de l’engin spatial en mission. A cet effet, il convient de noter que l’engin spatial est soumis en mission à des couples perturbateurs externes, comme par exemple une traînée atmosphérique, une pression de radiation solaire, un gradient de gravité, etc. Cela étant, l’homme du métier sait, d’une part, déterminer la loi de commande de sorte à tenir compte de ces couples perturbateurs externes, et d’autre part, dimensionner les actionneurs pour corriger l’attitude de l’engin spatial face à ces couples perturbateurs externes. Il en résulte que le système de contrôle d’attitude fonctionne de manière optimale pour un écart d’attitude non nul mais néanmoins faible.

Toutefois, l’engin spatial peut connaître au cours de sa mission des anomalies entraînant un écart d’attitude situé en dehors du domaine de fonctionnement optimal du système de contrôle d’attitude. Cela est tout particulièrement le cas lorsque des dysfonctionnements des actionneurs surviennent. Il peut s’agir par exemple d’une panne de type bulle, c’est-à-dire une panne transitoire d’une ou plusieurs tuyères en raison de la formation de bulles de gaz au sein de réservoirs de carburant liquide (typiquement de l’ergol) alimentant lesdites tuyères. Il peut aussi s’agir d’un disfonctionnement d’actionneurs inertiels, comme par exemple une panne d’une roue à réaction.

De telles anomalies sont problématiques, notamment parce qu’elles revêtent un caractère aléatoire qui ne peut dès lors pas être pris en compte au moment de la conception du système de contrôle d’attitude. Aussi, et de manière connue, il est envisagé de compenser une anomalie de ce type au moyen d’une reconfiguration matérielle, ce qui implique une mise à l’arrêt des manœuvres exécutées par l’engin spatial, et donc de ladite boucle fermée. Or, pendant un tel arrêt (qui peut atteindre par exemple une dizaine de secondes), l’effet de l’anomalie n’est pas atténué, conduisant à une augmentation de la vitesse de rotation de l’engin spatial, et donc de son moment cinétique, ainsi que de l’écart d’attitude. S’en suit alors, du fait de ces augmentations, un risque accru de départ en mode survie pour l’engin spatial. Une telle situation est très contraignante car elle réduit la disponibilité de l’engin spatial, et donc in fine aussi la disponibilité de service associée à ce dernier, pouvant ainsi mettre en péril l’ensemble de la mission. Et ce d’autant plus lorsque l’anomalie n’est finalement que transitoire, comme par exemple dans le cas d’une panne de type bulle.

EXPOSÉ DE L’INVENTION

La présente invention a pour objectif de remédier à tout ou partie des inconvénients de l’art antérieur, notamment ceux exposés ci-avant, en proposant une solution qui permette de contrôler l’attitude d’un engin spatial tout en compensant les augmentations de vitesse angulaire et d’écart d’attitude dus à des défauts de fonctionnement des actionneurs de l’engin spatial, de sorte à limiter les risques de reconfiguration matérielle, et donc d’arrêt du système de contrôle d’attitude, ainsi que de départ en mode survie dudit engin spatial. A cet effet, et selon un premier aspect, l’invention concerne un procédé de contrôle d’attitude d’un engin spatial, ledit engin spatial comportant un système de contrôle d’attitude admettant une consigne d’attitude 0C prédéterminée en entrée et une mesure d’attitude 0m en sortie, l’attitude mesurée 0m étant redirigée vers l’entrée du système de contrôle d’attitude de sorte qu’il fonctionne selon une boucle fermée, dite boucle principale, ladite boucle principale comportant un dispositif de commande configuré pour former une commande de couple de contrôle Cc à partir d’une détermination d’un écart d’attitude entre l’attitude mesurée 0m et la consigne d’attitude 0C, et ladite commande de couple de contrôle Cc étant transmise à des actionneurs dudit engin spatial. En outre, ledit procédé comporte une boucle de compensation de commande de couple de contrôle Cc comprenant les étapes suivantes : - une étape de mesure de la vitesse de rotation Qm de l’engin spatial, - une étape d’estimation, en fonction de la mesure de vitesse de rotation Qm, d’une grandeur, dite grandeur réelle Gr, représentative d’un couple réellement appliqué à l’engin spatial par les actionneurs, - une étape de calcul, en fonction de la commande de couple de contrôle Cc, d’une grandeur, dite grandeur théorique Gt, représentative d’un couple théoriquement appliqué à l’engin spatial par les actionneurs, - une étape de calcul d’un écart, dit écart dynamique, entre ladite grandeur réelle Gr et ladite grandeur théorique Gt, - une étape de compensation, en fonction de l’écart dynamique, du couple de contrôle Cc au cours de la transmission de la commande du couple de contrôle Cc auxdits actionneurs.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le procédé de contrôle d’attitude peut comporter en outre l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniques possibles.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, le moment cinétique de l’engin spatial est estimé en fonction de la mesure de vitesse de rotation Qm, et: - la grandeur réelle Gr est égale au moment cinétique estimé, - la grandeur théorique Gt est calculée par intégration temporelle dudit couple théoriquement appliqué à l’engin spatial, - l’écart dynamique est calculé égal à la valeur absolue de la différence entre la grandeur réelle Gr et la grandeur théorique Gt.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, le moment cinétique de l’engin spatial est estimé en fonction de la mesure de vitesse de rotation Qm, et: - la grandeur théorique Gt est égale audit couple théoriquement appliqué à l’engin spatial, - la grandeur réelle Gr est calculée par dérivation temporelle du moment cinétique estimé, - l’écart dynamique est calculé égal à la valeur absolue de la différence entre la grandeur réelle Gr et la grandeur théorique Gt.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, le moment cinétique estimé est égal au produit de la mesure de la vitesse de rotation Dm par l’inertie de l’engin spatial.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, ledit couple théoriquement appliqué à l’engin spatial est égal au couple de contrôle Cc.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, ledit procédé comporte une étape d’estimation d’un couple perturbateur externe Cext auquel est soumis l’engin spatial, et ledit couple théoriquement appliqué à l’engin spatial est égal à la somme dudit couple perturbateur externe Cext avec le produit du couple de contrôle Cc par une fonction, dite fonction de réaction fr, représentative du comportement dynamique des actionneurs en réponse à la commande de couple de contrôle Cc

Dans un mode particulier de mise en œuvre, le système de contrôle d’attitude comporte des moyens de détermination de la nature d’une panne des actionneurs en fonction de la valeur de l’écart dynamique, et dans lequel l’étape de compensation comporte : - la détermination d’un couple de compensation CCmp en fonction de l’écart dynamique, - une compensation du couple de contrôle Cc par addition avec le couple de compensation Ccmp multiplié par une valeur de compensation Vcmp fonction de la nature d’une panne des actionneurs.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, le couple de compensation Ccmp est généré par filtrage de l’écart dynamique.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, lorsque la grandeur théorique Gt est calculée par intégration temporelle du couple théoriquement appliqué à l’engin spatial, le filtrage de l’écart dynamique est de type dérivateur.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, lorsque les actionneurs comportent des tuyères subissant une panne de type bulle, la valeur de compensation Vcmp est positive.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, lorsque les actionneurs comportent des actionneurs inertiels qui saturent, la valeur de compensation Vcmp est négative.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, l’écart dynamique calculé est comparé avec une valeur seuil prédéterminée, de sorte que si l’écart dynamique, pris en valeur absolue, est inférieur à ladite valeur seuil, la valeur dudit écart dynamique est forcée égale à 0.

Selon un deuxième aspect, l’invention concerne un produit programme d’ordinateur comportant un ensemble d’instructions de code de programme qui, lorsqu’elles sont exécutées par un processeur, mettent en œuvre un procédé de contrôle d’attitude selon l’un quelconques des modes de mise en œuvre de l’invention.

Selon un troisième aspect, l’invention concerne un système de contrôle d’attitude d’un engin spatial, ledit système de contrôle d’attitude admettant une consigne d’attitude 0C prédéterminée en entrée et une mesure d’attitude 0m en sortie, l’attitude mesurée 0m étant redirigée vers l’entrée du système de contrôle d’attitude de sorte qu’il fonctionne selon une boucle fermée, dite boucle principale, ladite boucle principale comportant un dispositif de commande configuré pour former une commande de couple de contrôle Cc à partir d’une détermination d’un écart d’attitude entre l’attitude mesurée 0m et la consigne d’attitude 0C, et ladite commande de couple de contrôle Cc étant transmise à des actionneurs dudit engin spatial. En outre, ledit système de contrôle d’attitude comporte des moyens configurés pour compenser la commande de couple de contrôle Cc selon l’un quelconques des modes de mise en œuvre de l’invention.

PRÉSENTATION DES FIGURES L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description suivante, donnée à titre d’exemple nullement limitatif, et faite en se référant aux figures 1 à 5 qui représentent : - Figure 1 : une représentation schématique d’un mode particulier de réalisation d’un engin spatial comportant un système de contrôle d’attitude. - Figure 2 : une représentation schématique d’un exemple, connu de l’homme du métier, de fonctionnement du système de contrôle d’un engin spatial en mode nominal. - Figure 3 : une représentation d’un organigramme d’un exemple de mise en œuvre d’un procédé de contrôle d’attitude d’un engin spatial. - Figure 4 : une représentation schématique d’un premier mode particulier de mise en œuvre du fonctionnement du système de contrôle d’attitude d’un engin spatial, correspondant à un perfectionnement du système de contrôle de la figure 2. - Figure 5 : une représentation schématique d’un deuxième mode particulier de mise en œuvre du fonctionnement du système de contrôle d’attitude d’un engin spatial, correspondant à un perfectionnement du système de contrôle de la figure 2. - Figure 6 : un diagramme représentant l’évolution temporelle de l’écart d’attitude d’un engin spatial en cas de panne des tuyères, lorsque le système de contrôle d’attitude fonctionne avec et sans boucle de compensation, - Figure 7 : une représentation schématique d’un mode préféré de mise en œuvre du fonctionnement du système de contrôle d’attitude d’un engin spatial, correspond à un perfectionnement du système de contrôle de la figure 4.

Dans ces figures, des références identiques d’une figure à une autre désignent des éléments identiques ou analogues. Pour des raisons de clarté, les éléments représentés ne sont pas à l’échelle, sauf mention contraire.

DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE MODES DE RÉALISATION

La présente invention trouve sa place dans le domaine du contrôle d’attitude d’un engin spatial en rotation sur lui-même.

La figure 1 représente schématiquement un mode particulier de réalisation d’un engin spatial 10 comportant un système de contrôle d’attitude. En pratique, le système de contrôle d’attitude peut comporter également d’autres éléments que ceux représentés sur la figure 1, qui sortent du cadre de l’invention.

Par « système », on fait référence ici, d’une part, à un ensemble de dispositifs en interaction (électrique, électronique, etc.), ces dispositifs étant agencés et structurés au sein du système de sorte à réaliser une fonction caractéristique dudit système. D’autre part, et de manière équivalente, on entend par « système » la modélisation pour aide à l’analyse d’un processus. Classiquement, selon la théorie des systèmes dynamiques, un tel système comporte une entrée permettant d’alimenter ledit système par des variables d’état contrôlables, ainsi qu’une sortie portant sur des variables d’état observables.

Par « contrôle d’attitude », on fait référence ici à la maîtrise de l’orientation de l’engin spatial 10, c’est-à-dire, d’une manière générale, du mouvement dudit engin spatial 10 autour de son centre de masse (encore dénommé centre d’inertie). Cette orientation peut, plus particulièrement, correspondre à la direction d’un axe prédéterminé défini dans un repère associé à la géométrie dudit engin spatial 10.

Tel qu’illustré par la figure 1 à titre nullement limitatif, l’engin spatial comporte un corps principal 11 englobant un certain nombre d’équipements usuels, dont notamment une partie du système de contrôle d’attitude, ainsi que d’autres équipements non représentés ici, comme par exemple des capteurs, de l’électronique diverse ou bien encore des panneaux solaires disposés de par et d’autre du corps principal 11, et solidaires dudit corps principal 11. Par ailleurs, le corps principal 11 de l’engin spatial 10 est de forme sensiblement parallélépipédique. Rien n’exclut cependant d’avoir d’autres formes pour le corps principal 11, comme par exemple cylindrique, sphérique, etc.

La suite de la description vise plus spécifiquement, mais de manière non limitative, le cas où l’engin spatial est un satellite d’observation 10 équipé d’un instrument optique adapté à acquérir des images d’un corps céleste, comme par exemple, dans le cas de la présente invention, des images de la surface terrestre selon différentes directions d’acquisition. De préférence, le satellite d’observation 10 a été initialement placé au moyen d’un lanceur sur une orbite défilante, par exemple connue de l’homme du métier sous l’expression « LEO » ou « MEO » (acronymes des expressions anglais respectives « Low Earth Orbit » et « Medium Earth Orbit »). Par exemple, ledit satellite d’observation 100 suit une orbite héliosynchrone quasi-polaire à altitude constante.

Rien n’exclut cependant, suivant d’autres exemples non détaillés ici, de considérer d’autres types d’engins spatiaux (satellite de communication, navette spatiale, sonde,...). L’invention est en effet applicable à tout engin spatial 10 dont on souhaite contrôler l’attitude, cela quelle que soit l’orbite finale ou en cours dudit engin spatial 10 (LEO, MEO, « GTO » ou « Geostationary Transfer Orbit », « GEO » ou (« Geostationary Orbit », etc.).

Le système de contrôle d’attitude comporte des actionneurs (encore appelés « actuateurs ») configurés pour contrôler et stabiliser l’attitude du satellite 10 suivant trois axes en générant respectivement des couples de réaction appliqués au satellite 10. Par exemple, le système de contrôle d’attitude comporte des actionneurs inertiels qui ne modifient pas le moment cinétique total du satellite 10, comme des volants d’inerties (roues de réaction à palier magnétique, actionneurs gyroscopiques). Le système de contrôle d’attitude peut aussi comporter des magnéto-coupleurs. On note cependant que l’utilisation de magnéto-coupleurs est conditionnée par le fait que le satellite 10 suive une orbite basse LEO, typiquement inférieure à 3000 km, préférentiellement inférieure à 1500 km, de sorte que le champ magnétique régnant sur cette orbite permette la mise en œuvre de tels magnéto-coupleurs. Par ailleurs, le système de contrôle d’attitude peut aussi comporter des actionneurs modifiant le moment cinétique total du satellite 10, comme par exemple des tuyères (propulseurs).

De préférence, et tel qu’illustré par a figure 1 à titre nullement limitatif, le système de contrôle d’attitude comporte trois roues de réaction 20 d’axes de vecteurs unitaires respectifs linéairement indépendants. Ledit système comporte de plus quatre tuyères 30 dont la mise en œuvre est destinée à former un couple pur, c’est-à-dire sans résultante, de sorte à ne pas perturber la trajectoire du satellite 10. A cet effet, lesdites tuyères fonctionnent par binôme selon des positions symétriques par rapport au corps principal 11 du satellite 10, générant ainsi des poussées opposées. Rien n’exclut cependant, suivant d’autres exemples non détaillés ici, d’avoir des nombres différents de roues de réaction et de tuyères.

Le système de contrôle d’attitude comporte également un dispositif 40 de commande. Le dispositif 40 de commande contrôle l’attitude du satellite 10 et commande, notamment, les roues de réaction 20 ainsi que les tuyères 30.

Le dispositif 40 de commande comporte par exemple au moins un processeur et au moins une mémoire électronique dans laquelle est mémorisé un produit programme d’ordinateur, sous la forme d’un ensemble d’instructions de code de programme à exécuter pour mettre en œuvre les différentes étapes d’un procédé de contrôle d’attitude du satellite 10. Alternativement ou en complément, le dispositif 40 de commande comporte également un ou des circuits logiques programmables, de type FPGA, PLD, etc., et/ou circuits intégrés spécialisés (ASIC) adaptés à mettre en œuvre tout ou partie desdites étapes du procédé de contrôle d’attitude du satellite 10. En d’autres termes, le dispositif 40 de commande comporte un ensemble de moyens configurés de façon logicielle (produit programme d’ordinateur spécifique) et/ou matérielle (FPGA, PLD, ASIC, etc.) pour mettre en œuvre les différentes étapes d’un procédé de contrôle d’attitude décrit ci-après.

Dans le mode de réalisation illustré par la figure 1, le dispositif 40 de commande est embarqué dans le satellite 10. De manière plus générale, le dispositif 40 de commande peut être embarqué dans le satellite 10 ou dans un ou plusieurs équipements distants dudit satellite 10, notamment des équipements terrestres (les roues de réaction 20 étant le cas échéant commandées à distance). Rien n’exclut en outre, suivant d’autres exemples, d’avoir un dispositif 40 de commande distribué entre le satellite 10 et un ou plusieurs autres équipements distants dudit satellite 10. Dans le cas où le dispositif 40 de commande est au moins partiellement embarqué dans un équipement distant du satellite 10, ledit équipement distant et le satellite 10 comportent des moyens conventionnels respectifs de communication à distance.

La figure 2 représente schématiquement un exemple, connu de l’homme du métier, de fonctionnement du système de contrôle du satellite 10 en mode nominal. Une telle figure est aussi connue de l’homme du métier sous l’expression de « schéma-blocs d’asservissement ».

Par « mode nominal », on entend ici le mode dans lequel évolue le satellite 10 lorsqu’il est soumis à des contraintes pouvant affecter son orientation mais qui ont néanmoins été prises en compte lors de la conception du système de contrôle d’attitude, et plus particulièrement de son dispositif 40 de commande. Ainsi, dans ce mode nominal, la stabilité du satellite 10 autour de la position de pointage prévue et la limitation des vitesses angulaires sont garanties dans la limite desdites contraintes.

De manière conventionnelle, le système de contrôle d’attitude admet une consigne d’attitude prédéterminée 0C en entrée. Cette consigne d’attitude est déterminée avant mise sur orbite du satellite 10 afin que ledit satellite 10 reste pointé vers le ou les zones dont on veut obtenir une acquisition d’image. Autrement dit, la nature même de la mission affectée au satellite 10 détermine ladite consigne d’attitude 0C. Cette consigne d’attitude 0C peut aussi être modifiée lorsque le satellite 10 est déjà mis à poste sur son orbite, grâce à des télécommandes de guidage fournies par le sol comme évoquées ci-avant.

Le système de contrôle d’attitude comporte en outre une mesure d’attitude 0m en sortie, l’attitude mesurée 0m étant redirigée vers l’entrée du système de contrôle d’attitude de sorte qu’il fonctionne selon une boucle fermée, dite boucle principale. A cet effet, le système de contrôle d’attitude comporte des senseurs embarqués configurés pour réaliser la mesure de l’attitude 0m. Préférentiellement, lesdits senseurs sont des senseurs stellaires. Rien n’exclut cependant d’avoir d’autres types de senseurs pour réaliser la mesure d’attitude 0m, comme par exemple des senseurs terrestres digitaux, des senseurs solaires digitaux, etc.

Il convient de noter que le dispositif 40 de commande du système de contrôle d’attitude fait partie intégrante de ladite boucle principale et est configuré pour former une commande de couple de contrôle Cc à partir d’une détermination d’un écart d’attitude entre l’attitude mesurée 0m et la consigne d’attitude 0C. Dit autrement, la consigne d’attitude 0C est asservie.

Par la suite, et tel qu’illustré par la figure 2, ladite commande de couple de contrôle Cc est transmise aux actionneurs du satellite 10 afin de placer ledit satellite 10 dans l'attitude prescrite par la consigne d’attitude 0C. Par exemple, la commande de couple de contrôle Cc est générée de sorte à être transmise soit aux roues de réaction 20, soit aux tuyères 30, ou bien encore aux deux.

Finalement, en sortie du système de contrôle d’attitude, l’attitude 0m du satellite 10 est à nouveau mesurée et acheminée vers l’entrée du système de contrôle d’attitude, de sorte que la boucle principale est parcourue de manière récurrente. On comprend ainsi que l’objectif visé par le système de contrôle d’attitude est de faire tendre l’attitude mesurée 0m du satellite 10 vers la consigne d’attitude 0C, autrement dit de réduire l’écart d’attitude entre 0m et 0C. Il s’agit là d’un problème d’optimisation au sens classique (c’est-à-dire mathématique) du terme, ce problème d’optimisation pouvant être reformulé de manière équivalente en la synthèse d’une loi de commande caractéristique du fonctionnement du dispositif 40 de commande du système de contrôle d’attitude. Ladite loi de commande joue donc un rôle de comparateur entre l’attitude mesurée 0m et la consigne d’attitude 0C, mais aussi un rôle de correcteur puisqu’elle détermine la valeur du couple de contrôle Cc à transmettre aux actionneurs.

La synthèse d’une telle loi de commande est d’une part effectuée théoriquement, en amont de la mise à poste du satellite 10, c’est-à-dire au sol, à partir d’étapes de modélisation prédictive d’un comportement du satellite 10 dans l’environnement spatial. D’autre part, la synthèse de la loi de commande est mise en œuvre via la réalisation dudit dispositif de commande 40, et plus particulièrement de son électronique.

Dans un exemple préféré de réalisation, la loi de commande du dispositif 40 de commande est basée sur un modèle correcteur de type « PID » (acronyme de l’expression « Proportionnel, Intégrateur, Dérivateur ») que l’homme du métier sait mettre en œuvre. Rien n’exclut d’avoir d’autres types de loi de commande, ces derniers n’étant pas détaillés ici car sortant du cadre de l’invention.

On comprend aussi que, dans la mesure où le design de la loi de commande (et donc a fortiori celui du dispositif 40 de commande) est réalisé en amont de la mise à poste du satellite 10, le dispositif 40 de commande n’est pas configuré pour traiter des anomalies survenant au niveau des actionneurs, comme par exemple des pannes graves, qui peuvent entraîner des écarts d’attitude important, par exemple au-delà de 12°, et donc consécutivement le passage en mode survie du satellite 10. Suivant d’autres exemples de réalisation, le seuil d’écart d’attitude au-delà duquel le passage en mode survie est déclenché est différent de 12°. Ainsi, un contrôle plus restrictif de l’attitude du satellite 10 nécessite d’abaisser ledit seuil, par exemple même jusqu’à 1 °. A contrario, un contrôle plus permissif de l’attitude du satellite 10 est envisageable par une élévation de ce seuil.

Par « mode survie », on entend ici le mode dans lequel passe le satellite, sur ordre du logiciel de vol du dispositif 40 de commande ou bien sur alarme matérielle, en cas d’anomalie grave ne pouvant être traitée et corrigée automatiquement à bord. Dans ce mode, les fonctions énergétiques vitales du satellite 10 sont préservées, ledit satellite 10 étant dès lors soumis au contrôle d’un logiciel de vol autonome spécifique audit mode survie. La recherche effective de l’anomalie s’effectue au moyen d’informations échangées avec le sol qui est apte à ordonner un retour dans un mode nominal du satellite 10. Rien n’exclut cependant d’avoir un satellite 10 configuré de sorte à permettre une reconfiguration matérielle autonome, c’est-à-dire sans nécessiter d’ordre de commande en provenance du sol.

On note que la description donnée jusqu’à présent du système de contrôle d’attitude, et illustrée par la figure 2, renvoie à un système de contrôle classique tel que connu de l’homme du métier, à savoir qui n’est pas en mesure de compenser des augmentations de vitesse angulaire et d’écart d’attitude trop importantes et dues à des anomalies des actionneurs, ainsi que de ralentir un passage en mode survie du satellite 10. La présente invention propose un perfectionnement d’un tel système de contrôle d’attitude classique, permettant de remédier à ces inconvénients au moyen, notamment, d’un procédé de contrôle d’attitude tel que décrit ci-après.

La figure 3 représente un organigramme d’un exemple de mise en œuvre d’un procédé de contrôle d’attitude du satellite 10.

Ledit procédé de contrôle d’attitude comporte plusieurs étapes successives. Dans son principe général, le procédé consiste tout d’abord à traiter l’information issue des états observables du satellite 10. De cette information, le procédé permet de calculer une grandeur physique, un couple ou un moment cinétique, réellement appliqué au satellite. Dès lors, cette grandeur physique réellement exercée sur le satellite 10 est comparée à une grandeur de même nature théoriquement appliquée au satellite 10 et générée par le dispositif 40 de commande. Au final, le procédé détermine sur la base de cette comparaison un reliquat de même nature que lesdites grandeurs (et représentatif d’un moment angulaire résiduel) et visant à compenser leurs différences éventuelles étant entendu que la loi de commande du dispositif 40 de commande n’est jamais modifiée au cours dudit procédé. A cet effet, le procédé comporte dans un premier temps une étape 100 de mesure de la vitesse de rotation Qm du satellite 10.

Ladite vitesse de rotation Dm est une grandeur vectorielle, typiquement mesurée autour de trois axes définissant un trièdre de référence lié au satellite 10, et correspondant à des axes respectivement de lacet, de tangage et de roulis. A cet effet, dans un mode préféré de réalisation, le satellite 10 comporte des gyromètres adaptés à la mesure de ladite vitesse de rotation Dm. Par exemple, il peut s’agir de gyromètres de type « deux axes », de sorte que deux gyromètres de ce type suffisent à déterminer des vitesses autour des axes dudit trièdre. Rien n’exclut cependant, suivant d’autres exemples non détaillés ici, que le satellite 10 comporte d’autres moyens de mesure d’une vitesse de rotation Dm.

Le procédé comporte ensuite une étape 200 d’estimation, en fonction de la mesure de vitesse de rotation Dm, d’une grandeur, dite grandeur réelle Gr, représentative d’un couple réellement appliqué au satellite 10 par les actionneurs.

Par « réellement », on entend ici que cette grandeur physique Gr résulte de forces qui s’exercent effectivement sur le satellite 10, à la différence d’une estimation de forces exercées sur ledit satellite 10 au moyen de simulations numériques et de calculs analytiques basés sur ces simulations. Ces forces ont pour origine le fonctionnement des actionneurs du satellite 10 qui exercent des efforts en rotation sur les axes du trièdre lié audit satellite 10 afin de contrôler son attitude. Autrement dit, cette grandeur réelle Gr est représentative de la dynamique réelle du satellite 10 une fois que lesdites forces ont été appliquées au satellite 10, et se déduit de calculs basés sur les paramètres observables du satellite 10, par exemple ladite vitesse de rotation mesurée Dm.

Le procédé comporte aussi une étape 300 de calcul, en fonction de la commande de couple de contrôle Cc, d’une grandeur, dite grandeur théorique Gt, représentative d’un couple théoriquement appliqué au satellite 10 par les actionneurs.

Dans le mode de mise en œuvre illustré à titre nullement limitatif par la figure 3, l’étape 300 est présentée comme étant consécutive à l’étape 200. Toutefois, il convient de noter que le moment d’exécution de cette étape 300 ne saurait se limiter à un moment ultérieur à l’étape 200. Plus particulièrement, il apparaît, selon ce qui est exposé ci-après, que ladite étape 300 peut être exécutée dès lors que la commande de couple de contrôle Cc est formée.

Ledit couple théoriquement appliqué au satellite 10 résulte des forces auquel le satellite 10 est théoriquement soumis lorsqu’il est en poste. Par «théoriquement», on fait référence ici au fait que ce couple théorique est déterminé uniquement sur la base de calculs à partir du couple de contrôle Cc fourni par le dispositif 40 de commande, ainsi qu’éventuellement de paramètres modélisant la dynamique des actionneurs. Autrement dit, le couple théoriquement appliqué au satellite 10 diffère du couple réellement appliqué au satellite 10 en ce que sa détermination ne repose pas sur l’utilisation des états observables du système de contrôle d’attitude.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, ledit couple théoriquement appliqué au satellite 10 est égal au couple de contrôle Cc. En procédant de la sorte, on considère donc que le couple de contrôle Cc est appliqué à l’identique par les actionneurs sur le satellite 10. Il s’agit là d’une approximation dans la mesure où, d’une manière générale, le couple de contrôle Cc transmis aux actionneurs subit inévitablement des pertes qui sont dues, notamment, aux caractéristiques mécaniques desdits actionneurs et à leur dynamique. Toutefois, une telle approximation ne compromet pas la mise en œuvre du procédé selon l’invention.

Pour la suite de la description, et sauf mention contraire, on considère que le couple théoriquement appliqué au satellite 10 est égal au couple de contrôle Cc. Rien n’exclut cependant que le couple théoriquement appliqué au satellite 10 ne soit pas égal au couple de contrôle Cc, un exemple de ce type étant donné à la fin de la description.

Il est à noter que la détermination de la grandeur réelle Gr influence la détermination de la grandeur théorique Gt. Ainsi, les étapes 200 et 300 du procédé peuvent par exemple être mises en œuvre dans le domaine des couples. Selon un autre exemple, lesdites étapes peuvent être mise en œuvre dans le domaine des moments cinétiques. Ces alternatives sont exposées en détails ci-après.

Pour la suite de la description, on adopte la convention selon laquelle les opérateurs d’addition, de soustraction, de multiplication, d’intégration temporelle et de dérivation temporelle sont, dans un schéma-bloc, respectivement représentés par les symboles « + »,«-»,« x », « I » et « D ».

La figure 4 représente schématiquement un premier mode particulier de mise en œuvre du fonctionnement du système de contrôle d’attitude du satellite 10, et correspond à un perfectionnement du système de contrôle de la figure 2. Dans ce premier mode particulier de mise en œuvre, le couple théoriquement appliqué au satellite 10 est égal au couple de contrôle Cc.

Tel qu’illustré par la figure 4, afin d’estimer ladite grandeur réelle Gr, le procédé estime dans un premier temps le moment cinétique du satellite 10 en fonction de la mesure de vitesse de rotation Dm. Pour ce faire, la matrice d’inertie J du satellite 10 en repère engin est multipliée (matriciellement) avec le vecteur vitesse de rotation Qm mesuré. On note que la matrice d’inertie J du satellite 10 est une donnée physique liée à la construction du satellite 10, et notamment de la répartition de sa masse relativement à son centre d’inertie, et est par conséquent connue.

Une fois le moment cinétique estimé, ladite grandeur réelle Gr est prise égale audit moment cinétique estimé JDm. On note alors que dans ce cas la grandeur réelle Gr est bien représentative d’un couple réellement appliqué au satellite 10 par les actionneurs dans la mesure où ce couple se calcule classiquement par dérivation temporelle dudit moment cinétique estimé.

Par ailleurs dans ce premier mode particulier de mise en œuvre, la grandeur théorique Gt est calculée par intégration temporelle du couple théoriquement appliqué au satellite 10.

On note que la mise en œuvre des étapes 200 et 300 lors de ce premier mode particulier s’effectue dans le domaine des moments cinétiques.

La figure 5 représente schématiquement un deuxième mode particulier de mise en œuvre du fonctionnement du système de contrôle d’attitude du satellite 10, et correspond à un perfectionnement du système de contrôle de la figure 2 ainsi qu’à une alternative du mode de mise en œuvre décrit dans la figure 4.

Tel qu’illustré par la figure 5, le procédé estime dans un premier temps le moment cinétique du satellite 10 en fonction de la mesure de vitesse de rotation Qm. Cette estimation s’effectue de manière similaire à celle réalisée pour le premier mode particulier de mise en œuvre, et décrite ci-avant.

Une fois le moment cinétique estimé, la grandeur théorique Gt est calculée égale au couple théoriquement appliqué au satellite 10. La grandeur réelle Gr, quant à elle, est calculée par dérivation temporelle du moment cinétique estimé.

En comparaison avec le premier mode particulier de mise en œuvre illustré par la figure 4, on constate que la mise en œuvre des étapes 200 et 300 s’effectue cette fois-ci dans le domaine des couples. On comprend néanmoins que ces modes de mises en œuvre sont équivalents à une application linéaire près, à savoir soit une dérivation temporelle, soit une intégration temporelle.

Le procédé comporte ensuite une étape 400 de calcul d’un écart, dit écart dynamique, entre ladite grandeur réelle Gr et ladite grandeur théorique Gt.

Le calcul de l’écart dynamique permet de quantifier numériquement la différence entre le comportement dynamique attendu du satellite 10 et son comportement dynamique effectivement observé. Par exemple, que ce soit selon ledit premier ou ledit deuxième mode particulier de mise en œuvre, illustrés respectivement à titre nullement limitatif par les figures 4 et 5, l’écart dynamique est calculé égal à la valeur absolue de la différence entre la grandeur réelle Gr et la grandeur théorique Gt. Rien n’exclut cependant, suivant d’autres exemples non détaillés ici, de calculer l’écart dynamique de manière différente, toujours sur la base desdites grandeurs réelle Gr et théorique Gt, en donnant par exemple un poids plus important à l’une de ces deux grandeurs.

En outre, on comprend que l’écart dynamique est représentatif d’une perturbation survenue au niveau des actionneurs dans la mesure où ce sont eux qui reçoivent la consigne de commande de couple de contrôle Cc. En effet, ce sont les actionneurs qui sont en charge du contrôle d’attitude du satellite 10 selon la loi de commande fournie par le dispositif 40 de commande. Par conséquent, en dehors de circonstances exceptionnelles d’origines externes au satellite 10, et responsables d’une variation trop grande par rapport aux consignes d’attitude et de vitesses angulaires, comme par exemple un impact avec un débris spatial, une telle variation est en règle générale imputable à un ou plusieurs défauts de fonctionnement des actionneurs.

Dans un mode préféré de mise en œuvre, l’écart dynamique calculé est comparé avec une valeur seuil prédéterminée, de sorte que si l’écart dynamique, pris en valeur absolue, est inférieur à ladite valeur seuil, la valeur dudit écart dynamique est forcée égale à 0. Dans les schémas blocs illustrés par les figures 4 et 5, ladite comparaison avec la valeur seuil est représentée au moyen d’un bloc comportant le symbole « + ». Procéder de la sorte permet avantageusement de ne pas tenir compte d’un différentiel trop faible entre la grandeur réelle Gr et la grandeur théorique Gt. En effet, la modélisation de la dynamique des actionneurs est notamment soumise à des erreurs inévitables de précision de calculs si bien que l’écart dynamique ne peut jamais être strictement nul. Par ailleurs, une variation des perturbations extérieures dans l’environnement du satellite 10 ne peut non plus être exclue, et ainsi être à l’origine d’un écart dynamique faible et donc d’un dépointage. Ainsi, du fait de la comparaison avec ladite valeur seuil, le procédé évite le déclenchement inadapté d’une alerte relative à une panne des actionneurs lorsque l’écart dynamique ne dépasse pas ladite valeur seuil.

Le procédé comporte ensuite une étape 500 de compensation, en fonction de l’écart dynamique, du couple de contrôle au cours de la transmission de la commande du couple de contrôle auxdits actionneurs.

Cette étape 500 consiste à extraire une information relative à un éventuel dysfonctionnement des actionneurs à partir de la valeur de l’écart dynamique déterminée au cours de l’étape 400. Ainsi, lorsque la valeur de l’écart dynamique est suffisamment élevée pour qu’il soit possible d’attribuer cette valeur à une panne des actionneurs, le procédé selon l’invention permet de limiter l’effet de cette panne sur l’attitude du satellite 10 en compensant la différence entre la grandeur théorique Gt attendue et la grandeur réelle Gr.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, le système de contrôle d’attitude comporte des moyens de détermination de la nature d’une panne des actionneurs en fonction de la valeur de l’écart dynamique. Par exemple, le système de contrôle d’attitude peut comporter un dispositif de détection de panne (non représenté sur les figures) embarqué dans le satellite 10, éventuellement intégré au dispositif 40 de commande. Le dispositif de détection de panne analyse typiquement de manière continue la valeur de l’écart dynamique. Lorsque cette valeur est suffisamment élevée, par exemple lorsqu’elle dépasse la valeur seuil, le dispositif de détection détermine la nature des actionneurs subissant une panne. Par exemple, dans le présent mode de mise en œuvre, il peut s’agir d’une panne des roues de réaction 20 et/ou des tuyères 30. Pour déterminer la nature des actionneurs en panne, le dispositif de détection se base notamment sur le mode de fonctionnement attendu desdits actionneurs. En outre, et comme explicité plus en détails ci-après, la détection de la nature des actionneurs en panne est essentielle pour déterminer comment compenser de manière optimale le couple de contrôle transmis aux actionneurs.

Le dispositif de détection de panne comporte par exemple au moins un processeur et au moins une mémoire électronique dans laquelle est mémorisé un produit programme d’ordinateur, sous la forme d’un ensemble d’instructions de code de programme à exécuter pour mettre en œuvre les différentes étapes d’un procédé de contrôle d’attitude du satellite 10. Alternativement ou en complément, le dispositif de détection de panne comporte également un ou des circuits logiques programmables, de type FPGA, PLD, etc., et/ou circuits intégrés spécialisés (ASIC) adaptés à mettre en œuvre l’étape 500 de compensation du procédé de contrôle d’attitude du satellite 10. En d’autres termes, le dispositif de détection de panne comporte un ensemble de moyens configurés de façon logicielle (produit programme d’ordinateur spécifique) et/ou matérielle (FPGA, PLD, ASIC, etc.) pour mettre en œuvre l’étape 500 de compensation du procédé de contrôle d’attitude selon l’invention.

Pour mettre en œuvre l’étape 500 de compensation, un couple de compensation Ccmp est déterminé en fonction de l’écart dynamique. Ce couple de compensation CCmP est déterminé de manière différente selon que l’écart dynamique a été calculé dans le domaine des couples ou bien dans le domaine des moments cinétiques.

Ainsi, lorsque l’écart dynamique est calculé dans le domaine des couples, le couple de compensation CCmP est par exemple égal audit écart dynamique. Alternativement, lorsque l’écart dynamique est calculé dans le domaine des moments cinétiques, le couple de compensation Ccmp est par exemple calculé par dérivation temporelle de l’écart dynamique. On note en effet, comme illustré sur la figure 3, que le procédé de contrôle d’attitude est exécuté de manière itérative si bien que l’écart dynamique est bien une fonction du temps (discret ou bien continu).

Dans un mode plus particulier de réalisation, le couple de compensation Ccmp est généré par filtrage de l’écart dynamique. Ce filtrage est représenté au moyen d’un bloc comportant le symbole « K » dans les schémas blocs des figures 4 et 5, et est représentatif d’un gain additionnel qui peut être, par exemple, un gain unitaire, un gain adaptatif dépendant de la réduction de l’écart dynamique grâce au procédé selon l’invention, ou bien encore un gain dynamique. Rien n’exclut cependant, suivant d’autres exemples non détaillés ici, d’avoir d’autres types de gain. On note aussi que la synthèse d’un tel filtre adapté à produire un tel gain relève de connaissances connues de l’homme du métier, comme par exemple des techniques d’optimisation robuste et de résolution de problèmes inverses.

Il convient de noter que lorsque l’écart dynamique est calculé dans le domaine des moments cinétiques, c’est-à-dire par exemple selon ledit premier mode particulier de mise en œuvre illustré par la figure 4, le filtrage de l’écart dynamique est de type dérivateur afin d’obtenir en sortie du filtrage une grandeur physique exprimée dans le domaine des couples. Typiquement, dans ce cas, la synthèse du filtre associé dépend de la qualité des gyromètres qui mesurent la vitesse de rotation Dm du satellite 10. Selon un exemple encore plus particulier de réalisation, le filtre dérivateur peut aussi être avantageusement complété par une action de type intégrale dont la plage fréquentielle est déterminée en fonction du niveau de bruit des gyromètres.

De plus, la fonction réalisée par un tel filtrage peut être plurielle. Par exemple, le filtrage est configuré de sorte à introduire un gain additionnel permettant d’obtenir avantageusement, de manière indépendante ou bien combinée : - une accélération de la convergence de l’écart dynamique vers zéro, autrement dit une diminution plus rapide de l’effet d’une panne des actionneurs, - un amortissement des structures flexibles du satellite 10 excitées par l’effet d’une panne des actionneurs, - une réduction du bruit généré par les calculs de dérivation temporelle mis en œuvre dans le procédé.

Par ailleurs, au cours de l’étape 500 de compensation, une compensation du couple de contrôle Cc est effectuée par addition avec le couple de compensation CCmp multiplié par une valeur de compensation Vcmp (représentée au moyen d’un bloc dans les figures 4 et 5) fonction de la nature d’une panne des actionneurs. En effet selon la nature de cette panne, il convient de compenser le couple de contrôle soit de sorte à augmenter son intensité, soit de sorte à la réduire. On comprend en outre que la valeur de compensation Vcmp est adaptative dans la mesure où elle dépend de la nature de la panne des actionneurs. Ainsi, la valeur de compensation Vcmp est avantageusement déterminée par le dispositif de détection de panne.

Dans un mode particulier de mise en œuvre, lorsque les actionneurs comportent des tuyères 30 subissant une panne de type bulle, la valeur de compensation Vcmp est positive, par exemple égale à 1. Rien n’exclut cependant, suivant d’autres exemples non détaillés ici, d’avoir une valeur de compensation Vcmp différente de 1 dans ce type de configuration de panne.

Dans un autre mode particulier de mise en œuvre, lorsque les actionneurs comportent des actionneurs inertiels qui saturent, tels que des roues de réaction 20, la valeur de compensation est négative, par exemple égale à -1. Rien n’exclut cependant, suivant d’autres exemples non détaillés ici, d’avoir une valeur de compensation Vcmp différente de -1 lorsque les roues de réaction 20 saturent.

Pour illustrer, à titre nullement limitatif, le fonctionnement du système de contrôle d’attitude selon le type de panne impactant les actionneurs, faisons l’hypothèse qu’à un instant donné le couple de contrôle Cc commandé par le dispositif 40 de commande soit de 10x10'5 N.m. Envisageons tout d’abord un premier cas dans lequel une partie des tuyères subit une panne de type bulle alors que les autres tuyères 30 continuent de fonctionner sans panne. Par conséquent, les tuyères 30 en panne ne sont provisoirement plus suffisamment alimentées en carburant de sorte que le couple réellement appliqué au satellite 10 est, par exemple, de 6 x10'5 N.m, soit bien inférieur au couple de commande Cc. On note alors que le couple réellement appliqué au satellite 10 résulte de l’action de poussée des tuyères qui ne sont pas en panne, si bien que ce couple est perçu comme un couple parasite puisqu’il contribue à perturber le contrôle d’attitude, et cela quand bien même il trouve son origine dans le fonctionnement des tuyères saines. Dès lors l’écart dynamique calculé est de 4 x10'5 N.m. La valeur de compensation Vcmp est alors fixée, par exemple, à 1 de sorte que le couple de commande Cc effectivement transmis aux actionneurs, après compensation, vaut désormais 14 x10'5 N.m. Procéder de cette manière permet avantageusement, d’une part, de forcer les tuyères saines à se couper, et d’autre part de forcer les tuyères en panne à s’allumer pour compenser la panne. Autrement dit, l’allumage forcé des tuyères en panne tend à provoquer une purge automatique des bulles de sorte qu’il devient possible de récupérer la capacité de contrôle du satellite 10.

Envisageons désormais un deuxième cas dans lequel ce sont les roues de réaction 20 qui subissent une panne, à savoir qu’elles saturent. Autrement dit les roues de réaction ne sont pas en mesure de produire un couple suffisamment élevé, de sorte que le couple réellement appliqué au satellite 10 est, par exemple, de 6 x10'5 N.m. Dès lors l’écart dynamique calculé est de 4 x10'5 N.m. La valeur de compensation Vcmp est alors fixée, par exemple, à -1 de sorte que le couple de commande Cc effectivement transmis aux actionneurs, après compensation, vaut désormais 6 x10'5 N.m. De cette manière, le système de contrôle d’attitude tend à forcer le système de contrôle d’attitude à exiger moins de couple de la part des roues de réaction 20, car de toute façon ces dernières saturent. A cet effet, on remarque que procéder de la sorte permet d’éviter que les roues de réaction 20 saturent pendant une durée trop importante, ce qui pourrait avoir pour conséquence une perte de la stabilité de la boucle principale. Dit autrement, lorsque les roues de réaction 20 saturent, le procédé permet avantageusement d’obtenir un effet similaire à celui d’une procédure d’anti-saturation (« anti-windup » dans la littérature anglosaxonne) connue de l’homme du métier.

Il est à noter que le signe de la valeur de compensation Vcmp, c’est-à-dire soit positif soit négatif selon le type de panne encourue, dépend du fait que l’écart dynamique est calculé en valeur absolue et ce quelque soit le mode de mise en œuvre considéré. Toutefois, il apparaît clairement que la détermination du signe de Vcmp ne constitue pas une limitation de la présente invention. Ainsi, à titre d’exemple, si l’écart dynamique est calculé égal à la différence, sans valeur absolue, entre la grandeur réelle Gr et la grandeur théorique Gt, il convient d’avoir une valeur de compensation Vcmp négative, par exemple égale à -1, dans le cas d’une panne de tuyère de type bulle afin que le système de contrôle d’attitude fonctionne de manière similaire à celle décrite ci-avant. L’homme du métier est en mesure de mettre en œuvre ce changement de signe selon le choix fait pour le calcul de l’écart dynamique. A la lumières de ces exemples, ainsi que des figures 3, 4 et 5, on comprend que les étapes 100 à 500 du procédé de contrôle d’attitude forment une boucle de compensation de la commande de couple de contrôle Cc. Une telle boucle de compensation est donc une boucle interne à ladite boucle principale, de sorte qu’elle complète avantageusement ladite boucle principale. En effet, la boucle principale étant élaborée au sol, il n’est plus possible de la modifier une fois le satellite 10 en poste. Dans la mesure où il n’est pas possible de prévoir à l’avance l’occurrence de pannes sur les actionneurs, la boucle principale est construite essentiellement sur la base de la connaissance de l’inertie du satellite 10 (en prenant en compte des marges d’incertitude). Ainsi, la boucle de compensation peut être vue comme un moyen de contrôle d’attitude additionnel qui présente l’avantage majeur de ne pas perturber le fonctionnement nominal de la boucle principale. Dit autrement, lorsque les actionneurs ne subissent pas de panne susceptible de dépointer significativement le satellite 10, la boucle de compensation n’agit pas et reste transparente au regard de la boucle principale.

La description ci-avant illustre clairement que par ses différentes caractéristiques et leurs avantages, la présente invention atteint les objectifs qu’elle s’était fixés. En particulier, l’invention permet de contrôler l’attitude du satellite 10 tout en compensant les augmentations de vitesse angulaire et d’écart d’attitude dus à des défauts de fonctionnement des actionneurs de dudit satellite 10, de sorte à limiter les risques de reconfiguration matérielle, et donc d’arrêt du système de contrôle d’attitude, ainsi que de départ en mode survie.

La figure 6 est un diagramme, issu de simulations numériques, représentant l’évolution temporelle de l’écart d’attitude du satellite 10 lorsque deux tuyères 30, symétriques par rapport au corps du satellite 10, subissent une panne de type bulle pendant sensiblement 10 secondes et lorsque le système de contrôle d’attitude fonctionne avec et sans boucle de compensation. L’axe des abscisses représente le temps en secondes, et l’axe des ordonnées représente quant à lui l’amplitude de l’écart d’attitude, en degrés, selon l’axe du trièdre lié au satellite 10 autour duquel la variation d’attitude est la plus grande. Dans ce diagramme, la ligne en pointillée d’ordonnée constante égale à 12° représente le seul au-delà duquel le satellite 10 part en mode survie. La panne des tuyères est déclenchée à un temps égal à 75s. En outre, le diagramme est représentatif de deux simulations de pannes différentes, une première panne menant à un départ en mode survie dans le cas où la boucle de compensation est absente, et une deuxième panne ne menant pas à un départ en mode survie dans le cas où la boucle de compensation est absente. A cet effet, figurent également dans ce diagramme deux paires de courbes, chaque paire étant associée à l’une desdites première ou deuxième pannes.

La première paire de courbes de la figure 6 comportent les courbes Ci et C’i représentatives de l’évolution temporelle de l’écart d’attitude respectivement avec et sans boucle de compensation dans le cas de ladite première panne. On constate alors que sans boucle de compensation, le système de contrôle d’attitude ne permet pas d’éviter le départ en mode survie du satellite 10, contrairement à ce que l’on observe avec la courbe C’i.

La deuxième paire de courbes de la figure 6 comportent les courbes C2 et C’2 elles aussi représentatives de l’évolution temporelle de l’écart d’attitude respectivement avec et sans boucle de compensation dans le cas de ladite deuxième panne. On note cette fois-ci que même dans le cas où la panne n’est pas suffisante pour déclencher un départ en mode survie du satellite 10 lorsqu’il n’y a pas de boucle de compensation, la boucle de compensation permet néanmoins de réduire l’augmentation de l’écart d’attitude permettant ainsi de réduire d’autant un éventuel départ en mode survie si la panne associée venait à s’aggraver.

Par le biais d’un nombre important de simulations numériques complémentaires, ainsi que de tests sur banc avionique, les inventeurs ont par ailleurs remarqué que le procédé selon l’invention permet d’obtenir des résultats tout aussi excellents que ceux présentés dans la figure 6 quelque soit le nombre et le type d’actionneurs en panne, ainsi que quelque soit les paramètres de la panne (aléatoire, séquentielle, durée, etc.).

Enfin, outre le cas de pannes d’actionneurs, on note qu’un avantage supplémentaire procuré par le procédé selon l’invention est de fournir une boucle de compensation qui peut avantageusement être mise en œuvre pour compenser des erreurs de design du satellite 10. De telles erreurs de design ont typiquement pour effet de modifier l’inertie du satellite 10 par rapport à l’inertie attendue, et ont donc par conséquent un impact sur l’attitude dudit satellite 10. Dès lors, à condition de modifier légèrement la boucle de compensation décrite ci-avant, par exemple en faisant en sorte qu’elle fonctionne de manière permanente sans qu’il y ait besoin de faire une comparaison avec une valeur seuil, il est possible de compenser de telles erreurs de design.

La figure 7 représente schématiquement un mode préféré de mise en œuvre du fonctionnement du système de contrôle d’attitude du satellite 10, et correspond à un perfectionnement du système de contrôle de la figure 5. Il apparaîtra néanmoins de manière évidente à l’homme du métier que l’enseignement de ce mode préféré de mise en œuvre peut aussi constituer, à quelques différences mineures près, un perfectionnement du système de contrôle de la figure 4.

Tel qu’illustré par la figure 7, le couple de contrôle Cc délivré par le dispositif 40 de commande est dans un premier temps multiplié par une fonction, dite fonction de réaction fr, représentative du comportement dynamique des actionneurs en réponse à la commande de couple de contrôle Cc. Autrement dit, en multipliant le couple de contrôle Cc par ladite fonction de réaction fr, on tient compte du fait qu’en recevant la commande de couple de contrôle Cc, les actionneurs vont exercer sur le satellite 10 un couple théorique qui peut éventuellement différer de la valeur dudit couple de contrôle Cc. Il est certes souhaitable que les actionneurs soient en mesure d’appliquer au satellite 10 un couple théorique tel que celui consigné par la commande de couple. Toutefois, la différence entre ledit couple théorique et le couple de commande Cc trouve typiquement son origine dans la dynamique intrinsèque des actionneurs, ici modélisée au moyen de ladite fonction de réaction fr. L’homme du métier connaît une telle fonction ou bien sait mettre en œuvre les moyens nécessaires pour la déterminer.

On note que plus le couple théoriquement appliqué au satellite 10 est calculé avec précision, plus il est possible de caractériser finement le différentiel entre la dynamique théorique attendue pour ledit satellite 10 et sa dynamique effectivement observée, notamment via la mesure de la vitesse de rotation Dm. Dès lors, plus ledit différentiel est évalué précisément, plus la détection d’une panne des actionneurs est facilitée, et, consécutivement, plus il est facile de déterminer avec précision la manière optimale de compenser ledit différentiel au moyen du procédé selon l’invention. La prise en compte de ladite fonction de réaction fr constitue donc avantageusement un moyen d’accroître la précision du procédé de contrôle d’attitude.

Par ailleurs, et tel qu’illustré par la figure 7, le couple théoriquement appliqué au satellite 10 est obtenu par sommation entre le résultat de la multiplication du couple de contrôle Cc avec la fonction de réaction fr et un couple perturbateur externe Cext· A cet effet, le procédé comporte une étape (non représentée sur la figure 3) d’estimation de ce couple perturbateur externe Cext auquel est soumis le satellite 10. Comme connu de l’homme du métier, un tel couple perturbateur externe est par exemple représentatif d’une traînée atmosphérique, d’une pression de radiation solaire, d’un gradient de gravité, etc. En outre, cette étape d’estimation du couple perturbateur externe Cext est préférentiellement mise en œuvre avant la mise à poste du satellite 10, par exemple au sol au moyen de simulations numériques et calculs analytiques. Rien n’exclut cependant que l’étape soit mise en œuvre au cours de la mission du satellite, auquel cas le satellite 10 comporte par exemple des capteurs adaptés à mesurer ledit couple perturbateur externe Cext..

Claims (14)

1. REVENDICATIONS

   1. Procédé de contrôle d’attitude d’un engin spatial (10), ledit engin spatial (10) comportant un système de contrôle d’attitude admettant une consigne d’attitude 0C prédéterminée en entrée et une mesure d’attitude 0m en sortie, l’attitude mesurée 0m étant redirigée vers l’entrée du système de contrôle d’attitude de sorte qu’il fonctionne selon une boucle fermée, dite boucle principale, ladite boucle principale comportant un dispositif (40) de commande configuré pour former une commande de couple de contrôle Cc à partir d’une détermination d’un écart d’attitude entre l’attitude mesurée 0m et la consigne d’attitude 0C, et ladite commande de couple de contrôle Cc étant transmise à des actionneurs (20,30) dudit engin spatial (10), ledit procédé étant caractérisé en ce qu’il comporte une boucle de compensation de commande de couple de contrôle Cc comprenant les étapes suivantes : une étape (100) de mesure de la vitesse de rotation Qm de l’engin spatial (10), une étape (200) d’estimation, en fonction de la mesure de vitesse de rotation Qm, d’une grandeur, dite grandeur réelle Gr, représentative d’un couple réellement appliqué à l’engin spatial (10) par les actionneurs (20,30), une étape (300) de calcul, en fonction de la commande de couple de contrôle Cc, d’une grandeur, dite grandeur théorique Gt, représentative d’un couple théoriquement appliqué à l’engin spatial (10) par les actionneurs (20,30), une étape (400) de calcul d’un écart, dit écart dynamique, entre ladite grandeur réelle Gr et ladite grandeur théorique Gt, une étape (500) de compensation, en fonction de l’écart dynamique, du couple de contrôle Cc au cours de la transmission de la commande du couple de contrôle Cc auxdits actionneurs (20,30).
2. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le moment cinétique de l’engin spatial (10) est estimé en fonction de la mesure de vitesse de rotation Qm, et dans lequel : - la grandeur réelle Gr est égale au moment cinétique estimé, - la grandeur théorique Gt est calculée par intégration temporelle dudit couple théoriquement appliqué à l’engin spatial (10), - l’écart dynamique est calculé égal à la valeur absolue de la différence entre la grandeur réelle Gr et la grandeur théorique Gt.
3. 3. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le moment cinétique de l’engin spatial (10) est estimé en fonction de la mesure de vitesse de rotation Qm, et dans lequel : - la grandeur théorique Gt est égale audit couple théoriquement appliqué à l’engin spatial (10), - la grandeur réelle Gr est calculée par dérivation temporelle du moment cinétique estimé, - l’écart dynamique est calculé égal à la valeur absolue de la différence entre la grandeur réelle Gr et la grandeur théorique Gt.
4. 4. Procédé selon l’une des revendications 2 à 3, dans lequel le moment cinétique estimé est égal au produit de la mesure de la vitesse de rotation Qm par l’inertie de l’engin spatial (10).
5. 5. Procédé selon l’une des revendications 2 à 4, dans lequel ledit couple théoriquement appliqué à l’engin spatial (10) est égal au couple de contrôle Cc.
6. 6. Procédé selon l’une des revendications 2 à 4, ledit procédé comportant une étape d’estimation d’un couple perturbateur externe Cext auquel est soumis l’engin spatial (10), et dans lequel ledit couple théoriquement appliqué à l’engin spatial (10) est égal à la somme dudit couple perturbateur externe Cext avec le produit du couple de contrôle Cc par une fonction, dite fonction de réaction fr, représentative du comportement dynamique des actionneurs (20,30) en réponse à la commande de couple de contrôle Cc.
7. 7. Procédé selon l’une des revendications 2 à 6, dans lequel le système de contrôle d’attitude comporte des moyens de détermination de la nature d’une panne des actionneurs (20,30) en fonction de la valeur de l’écart dynamique, et dans lequel l’étape (500) de compensation comporte : - la détermination d’un couple de compensation CCmP en fonction de l’écart dynamique, - une compensation du couple de contrôle Cc par addition avec le couple de compensation CCmp multiplié par une valeur de compensation Vcmp fonction de la nature d’une panne des actionneurs (20,30).
8. 8. Procédé selon la revendication 7, dans lequel le couple de compensation Ccmp est généré par filtrage de l’écart dynamique.
9. 9. Procédé selon la revendication 8, dans lequel, lorsque la grandeur théorique Gt est calculée par intégration temporelle du couple théoriquement appliqué à l’engin spatial (10), le filtrage de l’écart dynamique est de type dérivateur.
10. 10. Procédé selon l’une des revendications 7 à 9, dans lequel, lorsque les actionneurs comportent des tuyères (30) subissant une panne de type bulle, la valeur de compensation Vcmp est positive.
11. 11. Procédé selon l’une des revendications 7 à 9, dans lequel, lorsque les actionneurs comportent des actionneurs inertiels (20) qui saturent, la valeur de compensation Vcmp est négative.
12. 12. Procédé selon l’une des revendications 2 à 11, dans lequel l’écart dynamique calculé est comparé avec une valeur seuil prédéterminée, de sorte que si l’écart dynamique, pris en valeur absolue, est inférieur à ladite valeur seuil, la valeur dudit écart dynamique est forcée égale à 0.
13. 13. Produit programme d’ordinateur caractérisé en ce qu’il comporte un ensemble d’instructions de code de programme qui, lorsqu’elles sont exécutées par un processeur, mettent en œuvre un procédé de contrôle d’attitude selon l’une des revendications précédentes.
14. 14. Système de contrôle d’attitude d’un engin spatial (10), ledit système de contrôle d’attitude admettant une consigne d’attitude 0C prédéterminée en entrée et une mesure d’attitude 0m en sortie, l’attitude mesurée 0m étant redirigée vers l’entrée du système de contrôle d’attitude de sorte qu’il fonctionne selon une boucle fermée, dite boucle principale, ladite boucle principale comportant un dispositif (40) de commande configuré pour former une commande de couple de contrôle Cc à partir d’une détermination d’un écart d’attitude entre l’attitude mesurée 0m et la consigne d’attitude 0C, et ladite commande de couple de contrôle Cc étant transmise à des actionneurs (20,30) dudit engin spatial (10), ledit système de contrôle d’attitude étant caractérisé en ce qu’il comporte des moyens configurés pour compenser la commande de couple de contrôle Cc conformément à l’une des revendications 1 à 12.